CN108150823B - 飞行器用涡扇发动机起动燃油长期贮存方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞行器用涡扇发动机起动燃油长期贮存方法，涉及飞行器用涡轮风扇发动机长期贮存技术领域。本发明在航空发动机燃油系统油封的标准和规范基础上，结合飞行器用涡轮发动机研制、生产贮存经验，通过大量的试验分析统计，设计了适用于飞行器用涡扇发动机起动燃料长期贮存的系统结构，制定了飞行器用涡扇发动机起动燃料填充及密封的工艺方法，实现了飞行器用涡扇发动机长期贮存，一次点火成功的导飞行器使用需求。本发明用于飞行器用涡扇发动机长期贮存技术领域，极大地提高了飞行器用涡扇发动机长期免维护，一次使用的可靠性目的。保证了飞行器用涡扇发动机在16年以上的长期贮存中，燃油系统内的燃料品质稳定、正常，发动机点火起动可靠。

Description

飞行器用涡扇发动机起动燃油长期贮存方法
技术领域
本发明涉及飞行器用涡轮风扇发动机长期贮存技术领域，具体涉及一种飞行器用涡扇发动机起动燃油长期贮存方法。
背景技术
飞行器用涡轮发动机具有长期贮存一次使用的特点，对起动的快速性和可靠性有很高要求，发动机装飞行器后无地面冷运转，交付的发动机燃油系统内必须填充好燃料，普通喷气燃料经长期存放会老化变质，生成固体颗粒物和胶质，同时酸值增加，造成管路流阻增加，腐蚀燃油管路。通过对普通喷气燃料进行脱水脱氧处理，可以使水含量和氧含量显著降低，改善了喷气燃料的长期贮存性和低温适应性，已在多型飞行器用涡扇发动机燃油系统封存中使用。但经过脱水脱氧的燃油在存储、特别是燃油系统填充过程中，存在水分、氧气、氮气重新渗入的风险，燃料中的溶解水在低温下会生成冰晶，燃料中溶解的氮气会在高空低气压下析出，造成燃油系统局部缺油，不利于导飞行器高空低温条件下的可靠点火工作。
为保证发动机在16年以上的长期贮存中、燃油系统内的燃料品质稳定、正常，在设计阶段如何制定发动机起动燃油长期贮存方法，以保证脱水脱氧燃油在全程密封条件下进行飞行器用发动机燃油系统的填充，成为了亟待解决的技术问题。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是：如何在起动燃料的填充过程中充分排除燃油系统内部残余的普通燃料及气体，并在完成燃料的填充后对燃油系统进行有效的密封，以实现飞行器用发动机长期贮存的目的。
(二)技术方案
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种飞行器用涡扇发动机起动燃油长期贮存方法，包括以下步骤：
步骤1、脱水脱氧起动燃料填充前准备工作
(1)提前将起动燃料罐内的压力放泄至0.02MPa以下，并保证在起动燃料罐不放气的情况下，罐内氮气压力能够持续12h以上不高于0.02MPa，将氮气瓶与起动燃料罐连接，连接前先开启氮气瓶并以0.02～0.03MPa压力供气排除连接管内空气，在供氮气的情况下将氮气瓶与起动燃料罐相连；
(2)拆除发动机燃油进油路电爆阀组件上的跨接管和接管嘴；在与燃油进油管接头异侧的跨接管接口处安装发动机燃油系统注油自封阀，安装前先安装自封阀两侧的O形橡胶密封圈，O形橡胶密封圈涂滑油进行润滑；在与燃油进油管接头同侧的跨接管接口处安装堵头，安装前先安装堵头O形橡胶密封圈，O形橡胶密封圈涂滑油进行润滑，燃油进油管接头异侧为燃油进油路电爆阀后端，燃油进油管接头同侧为燃油进油路电爆阀前端；发动机燃油进油路电爆阀组件设置在飞行器上燃油管路与发动机燃油泵之间；
(3)通过起动燃料增压设备供油管路工装上的顶针将发动机燃油系统注油自封阀与起动燃料增压设备的出油口相连接；经过脱水脱氧的燃油存放在密封的起动燃料罐内，其中一端连接氮气瓶，一端连接起动燃料增压设备；
(4)完成管路连接并检查无误后，调节氮气瓶压力，使起动燃料罐的压力保持(0.01～0.02)MPa；
(5)调整起动燃料增压设备，使设备出油口的起动燃油压力达到0.3MPa～0.5MPa，从发动机燃油系统排气工装处进行燃油排气，至起动燃油无连续气泡为止；
(6)使用螺丝刀确认温度补偿器截止针是否处于拧到底的状态，若截止针没有处于拧到底的位置，则使用螺丝刀顺时针拧到底，然后再逆时针将截止针松动2±1/4圈，用锁紧丝将温度补偿器截止针锁紧；
(7)在起动燃料增压设备工作条件下，即保证发动机进口起动燃料的压力为0.3MPa～0.5MPa时，检查温度补偿器截止针处的密封性，应无渗漏；
步骤2、脱水脱氧起动燃料填充
(1)完成填充前准备工作后，将发动机连接试验台工艺气，采用工艺气吹转发动机高压转子到10％～15％Nhmax，Nhmax为发动机高压转子最大转速；
(2)地面操作台断开点火系统开关，预设发动机燃油系统燃油流量到最小位置，地面操纵台发出起动指令后10s后，将燃油流量调节至最大，10s后再次将燃油流量调节至最小，将燃油流量调至最大后又调至最小如此再重复两次，总时间60s，然后在最小燃油流量下稳定30s后停车；燃油填充总试验时间90s；
(3)燃料填充过程中检查燃料填充设备及各管路应无渗漏，起动燃料增压设备出口燃油压力保持稳定；
(4)完成燃料填充后，发动机燃油系统中的供油调节器油针位置应符合20％～40％；发动机外观检查应正常；
(5)对燃料填充过程中的发动机燃油流量信号曲线、燃油路单向阀上燃油压力Pef曲线进行确定，燃油流量信号曲线、燃油路单向阀上燃油压力Pef曲线应随地面操作台最大、最小油门位置指令变化，且三个波峰值应均匀一致，时间满足地面操作台指令要求，燃油路单向阀上燃油压力Pef数值和变化趋势不能与高压压气机后气流总压Pt3一致，否则认为是起动燃料罐内缺油，填充过程中大量油气混合物进入发动机燃油系统，导致燃油系统填充不完全，换新的脱水脱氧燃油管重新进行燃油系统的填充；
步骤3、起动燃料填充后恢复及密封
(1)保证起动燃料增压设备工作，在泵出口油压0.3～0.4MPa的情况下，打开供油调节器前排气接口处安装的排气工装上阀门进行燃油排气，监视排出的燃油应连续无气泡；
(2)断开起动燃料增压设备供电开关，打开供油调节器前排气接口处安装的排气工装上阀门以实现燃油卸压，随后拆除排气工装；
(3)断开起动燃料增压设备与发动机燃油入口自封阀的连接，更换自封阀堵盖端的O形橡胶密封圈，更换O形橡胶密封圈时需先涂滑油，安装并拧紧自封阀堵盖；
(4)更换供油调节器前排气接口堵头上O形橡胶密封圈；更换O形橡胶密封圈时需先涂滑油，安装并拧紧堵头；
(5)拆除主燃油路电爆阀组件上的跨接管和管接嘴；电爆阀两侧安装堵头并拧紧，安装前要求先安装堵头上的O形橡胶密封圈，安装O形橡胶密封圈时涂滑油；主燃油路电爆阀组件包括发动机燃油进油路电爆阀组件，以及设置在燃滑油换热器与发动机燃烧室之间设置的燃油出油电爆阀；
(6)拆除换热器后燃油管路三通的压力传感器，拆除过程中应确认有燃油流出，否则认为是起动燃料罐内缺油，填充过程中大量油气混合物进入发动机燃油系统，导致燃油系统填充不完全，换新的脱水脱氧燃油管重新进行燃油系统的填充，若有燃油流出则再次拧紧堵头，恢复发动机燃油管路状态；
(7)检查确认起动燃料增压设备出油口有燃油流出，否则认为是起动燃料罐内缺油填充不完全，填充过程中大量油气混合物进入发动机燃油系统，导致燃油系统填充不完全，换新的脱水脱氧燃油管重新进行燃油系统的填充；
(8)恢复设备，将氮气瓶内压力调整至0.02Mpa以下存储，并记录起动燃料罐使用情况。
优选地，所述发动机燃油系统的非金属密封材料采用FM-31氟醚橡胶。
优选地，发动机燃油系统的金属材料为1Cr18Ni9T的不锈钢材料。
(三)有益效果
本发明在航空发动机燃油系统油封的标准和规范基础上，结合飞行器用涡轮发动机研制、生产贮存经验，通过大量的试验分析统计，设计了适用于飞行器用涡扇发动机起动燃料长期贮存的系统结构，制定了飞行器用涡扇发动机起动燃料填充及密封的工艺方法，实现了飞行器用涡扇发动机长期贮存，一次点火成功的导飞行器使用需求。本发明用于飞行器用涡扇发动机长期贮存技术领域，极大地提高了飞行器用涡扇发动机长期免维护，一次使用的可靠性目的。保证了飞行器用涡扇发动机在16年以上的长期贮存中，燃油系统内的燃料品质稳定、正常，发动机点火起动可靠。
附图说明
图1是飞行器用涡扇发动机起动燃料填充示意图；
图2是加注装置出油管与发动机燃油管接口关系示意图；
图3是脱水脱氧燃料增压加注装置系统图；
图4是脱水脱氧燃料填充过程中发动机燃油系统主要信号变化曲线图；
图5a是未采用正确工艺填充效果图；图5b是采用正确工艺填充效果图；
图6a是未采用正确工艺填充后点火验证效果图；图6b是采用正确工艺填充后点火验证效果图。
具体实施方式
为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
本发明提供一种飞行器用涡扇发动机起动燃油长期贮存的方案，该方案包括可长期贮存起动燃料的存放；发动机燃油系统长期可靠贮存结构设计；发动机燃油系统填充、密封工艺方法及相关设备。
起动燃料的存放方法：
飞行器用涡扇发动机燃油系统属于高精度执行控制系统，对燃油的清洁度要求极高。普通燃料与燃油系统中活泼的金属长期接触、贮存后会发生变质，引起燃料实际胶质和沉淀量超标，产生大量的固体颗粒物，因此起动燃油本身的长期贮存稳定性直接关系到发动机的贮存寿命。
航空发动机燃油系统油封有专门的标准和规范，GJB 1284《航空燃气涡轮发动机的封存包装》中规定航空发动机燃油系统采用8号润滑油填充，以避免活泼金属制造的精密件对燃油变质的催化作用。启封时地面通燃油置换出润滑油，油封期为3年。若充满普通喷气燃料存放，其存放期最长不超过1个月，由于飞行器用涡扇发动机使用特点是长期贮存后直接点火飞行，因此无法像航空发动机地面通油置换，只能采用以喷气燃料为主随发动机进行长期贮存。参考借鉴美国石油基碳氢燃料加速贮存实验成果，对国产3号航空喷气燃料开展了加速老化实验，获得了普通燃料和脱水脱氧燃料贮存过程中各项性能指标的变化情况，最终得出普通喷气燃料经脱水脱氧处理(降低水含量和氧含量)后，长期贮存具有良好的稳定性。
将普通喷气燃料经脱水脱氧处理后，为防止周转、运输、存放过程中，空气中的水分与氧气再次溶入，脱水脱氧燃料制备后需要与外界空气隔离，存放在专用油罐、用表压0.4MPa的氮气加压封存。参考《中国喷气燃料》，在常压0.1MPa、温度-40～+50℃范围，氮气在煤油中的溶解度为0.0124～0.0210％；在常温20℃、表压0.2～0.6MPa范围，氮在煤油中的溶解度为0.0184～0.0920％，氮气在煤油中溶解度随压力的升高而线性增加。普通喷气燃料经脱水脱氧处理后，长期存放在0.4MPa氮气的密封油罐中时，氮气在贮存中会溶解入煤油达到饱和，当飞行器高空点火使用时，燃料中溶解的氮气在高空低气压作用下将大量析出，造成燃油系统局部缺油，严重影响了发动机安全可靠点火。因此在进行发动机燃油系统填充前，需要对脱水脱氧油封油罐进行放气泄压，以减少灌封起动燃料中溶解的氮气。即使用前将脱水脱氧燃油油罐内的压力放泄至0.02MPa(表压)以下，并保证在油罐不放气的情况下，罐内氮气压力能够持续12h以上不高于0.02MPa。
飞行器用燃油系统设计：
为满足涡扇发动机起动燃料长期贮存的要求，在发动机燃油系统中设置电爆阀，在发动机工作前将电爆阀起动导通其燃油系统。发动机燃油系统电爆阀设置情况为：在飞行器上燃油管路与发动机燃油泵之间设置燃油系统进口电爆阀，燃滑油换热器与发动机燃烧室之间设置燃油出油电爆阀，从根本上保证贮存期间发动机燃油系统内燃料的可靠密封，见图1所示，起动燃料在密封油罐内被增压设备抽吸增压后，通过单向阀进入发动机燃油进油路电爆阀后侧，首先在发动机燃油系统未运转时，从供油调节器前燃料排气口进行起动燃油排气；随后发动机燃油系统运转，起动燃油经燃油增压泵、供油调节器、燃滑油换热器、燃油出油路电爆阀跨接管、燃油单向阀进入发动机燃烧室，完成发动机燃油系统的填充过程，为保证燃油系统内密封的起动燃料压力与环境压力相当，以避免贮存期间由于燃油系统内外压差导致的渗漏问题，关闭燃油增压设备后打开供油调节器前燃料排气口进行填充燃料泄压；最后在发动机燃油系统停转后，拆除燃油出油路电爆阀跨接管并分别密封电爆阀两端堵头，拆除燃油进油路的顶针-自封阀连接，将起动燃料密封在发动机燃油系统中。同时为保证贮存可靠，通过调研国内同行业发展现状，借鉴国内外新型材料使用情况，发动机燃油系统的非金属密封材料采用贮存性能较好的FM-31氟醚橡胶，并完成了部件30h运转试验、低温试验及与燃油长时间接触加速贮存试验等各项考核验证。发动机燃油系统的金属材料为1Cr18Ni9T的不锈钢材料，均完成低温试验及与脱水脱氧燃油长时间接触加速贮存试验等各项考核验证。同时为了考虑贮存使用温度变化对燃油系统内封存燃料体积的影响作用，在燃油系统中增加了温度补偿器。
起动燃料加注工艺及设备：
由于飞行器用涡扇发动机燃油系统结构复杂，特别是燃滑油换热器内的燃油流路为250余根内径1.6mm细管组成，为提高燃油系统的填充性，需要使用增压加注装置，将进入发动机燃油系统的脱水脱氧燃料增压以较为充分地排除燃油系统内部残余的普通燃料及聚集气体杂质。
燃料增压加注装置包括：高纯氮气瓶、脱水脱氧燃油油罐、泵式增压设备。经过脱水脱氧的燃油存放在密封的油罐内，其中一端连接高纯氮气瓶，一端连接泵送式增压设备。其中泵式增压设备由油泵、电机、压力表、背压阀组成，燃油增压设备供油管路上的顶针与燃油系统注油自封阀的连接关系见图2所示，采用该顶针-自封阀结构可以保证经过增压后的起动燃料顺利进入发动机燃油系统，而在断开发动机燃油系统与增压设备过程中，保证燃油系统的有效密封。图3为脱水脱氧燃料增压加注装置系统图，经过脱水脱氧的燃油存放在密封的油罐内，其中一端连接高纯氮气瓶，一端连接泵送式增压设备，当设备中燃油泵运转后，起动燃料被抽吸进入泵内增压并送入发动机燃油系统，油罐内的真空空间由高纯氮气瓶以不高于0.02Mpa的压力进行补充，以保证起动燃料填充过程中脱水脱氧燃料不与空气接触，且有效控制了脱水脱氧燃料内溶解的氮气。
基于上述设计，本发明的工艺方法包括以下步骤：
a.起动燃料填充前准备工作
(1)提前将起动燃料罐内的压力放泄至0.02MPa(表压)以下，并保证在油罐不放气的情况下，罐内氮气压力能够持续12h以上不高于0.02MPa(表压)。在高纯度氮气瓶与燃油油封油罐连接时，应先开启氮气瓶并以0.02～0.03MPa(表压)压力供气排除连接管内空气，在供氮气的情况下完成与油罐的相连；
(2)拆除发动机燃油进油路电爆阀组件跨接管和接管嘴；在与燃油进油管接头异侧(燃油进油路电爆阀后端)的跨接管接口处安装燃油系统注油自封阀，安装前先安装自封阀两侧的O形橡胶密封圈，O形橡胶密封圈涂滑油进行润滑；装配过程中，注意其方向性，自封阀的非收口端且标有"W"标记的一端朝外；在与燃油进油管接头同侧(燃油进油路电爆阀前端)的跨接管接口处安装堵头，安装前先安装堵头O形橡胶密封圈，O形橡胶密封圈涂滑油进行润滑。
(3)通过燃油增压设备供油管路工装上的顶针将燃油系统注油自封阀与起动燃料增压设备的出油口相连接；
(4)完成管路连接并检查无误后，调节高纯氮气瓶压力，使储油罐的压力保持(0.01～0.02)MPa(表压)；
(5)调整起动燃料增压设备，使设备出油口的起动燃油压力达到0.3MPa～0.5MPa(表压)，从发动机燃油系统排气工装处进行燃油排气，至起动燃油无连续气泡为止；
(6)使用螺丝刀确认温度补偿器截止针是否处于拧到底的状态，若截止针没有处于拧到底的位置，则使用螺丝刀顺时针拧到底，然后再逆时针将截止针松动2±1/4圈，用锁紧丝将温度补偿器截止针锁紧；
(7)在起动燃料增压设备工作条件下，即保证发动机进口起动燃料的压力为0.3MPa～0.5MPa(表压)时，检查温度补偿器截止针处的密封性，应无渗漏。
b脱水脱氧起动燃料填充
(1)完成填充前准备工作后，将发动机连接试验台工艺气，采用工艺气吹转发动机高压转子到10％～15％Nhmax；
(2)地面操作台断开点火系统开关，预设发动机燃油系统燃油流量到最小位置，操纵台发出“起动”指令后10s后，将燃油流量调节至最大，10s后再次将燃油流量调节至最小，如此再重复两次，总时间60s，然后在最小燃油流量下稳定30s后停车；燃油系统填充总试验时间90s。
(3)燃料填充过程中应检查燃料填充设备及各管路应无渗漏，燃油增压设备出口燃油压力保持稳定。
(4)完成燃料填充后，发动机燃油系统中的供油调节器油针位置应符合20％～40％；发动机外观检查应正常。
(5)对燃料填充过程中的发动机燃油流量信号曲线、燃油路单向阀上燃油压力Pef曲线进行确定，燃油流量信号曲线、燃油路单向阀上燃油压力Pef曲线应随地面操作台最大、最小油门位置指令变化，且三个波峰值应均匀一致，时间满足地面操作台指令要求，燃油路单向阀上燃油压力Pef数值和变化趋势不能与高压压气机后气流总压Pt3一致，否则认为是油罐内缺油，填充过程中大量油气混合物进入发动机燃油系统，导致燃油系统填充不完全，需更换新的脱水脱氧燃油管重新进行燃油系统的填充。
c起动燃料填充后恢复及密封
(1)保证燃料增压设备工作，在泵出口油压0.3～0.4MPa的情况下，打开供油调节器前排气接口处安装的排气工装上阀门进行燃油排气，监视排出的燃油应连续无气泡；
(2)断开燃料增压设备供电开关，打开供油调节器前排气接口处安装的排气工装上阀门以实现燃油卸压，随后拆除排气工装；
(3)断开起动燃料增压设备与发动机燃油入口自封阀的连接，更换自封阀堵盖端的O形橡胶密封圈，更换O形橡胶密封圈时需先涂滑油，安装并拧紧自封阀堵盖；
(4)更换供油调节器前排气接口堵头上O形橡胶密封圈；更换O形橡胶密封圈时需先涂滑油，安装并拧紧堵头；
(5)拆除主燃油路电爆阀组件上的跨接管和管接嘴；电爆阀两侧安装堵头并拧紧。安装前要求先安装堵头上的O形橡胶密封圈，安装O形橡胶密封圈时涂滑油；
(6)拆除换热器后燃油管路三通的压力传感器，拆除过程中应确认有燃油流出，否则认为是油罐内缺油，填充过程中大量油气混合物进入发动机燃油系统，导致燃油系统填充不完全，需更换新的脱水脱氧燃油管重新进行燃油系统的填充，若有燃油流出则再次拧紧堵头，恢复发动机燃油管路状态。
(7)检查确认起动燃料增压设备出油口有燃油流出，否则认为是油罐内缺油填充不完全，填充过程中大量油气混合物进入发动机燃油系统，导致燃油系统填充不完全，需更换新的脱水脱氧燃油管重新进行燃油系统的填充。
(8)恢复设备，将氮气瓶内压力调整至0.02Mpa以下存储，并记录油罐使用情况。
本发明用于飞行器用涡扇发动机长期贮存技术领域，极大地提高了飞行器用涡扇发动机长期免维护，一次使用的可靠性目的。该发明在航空发动机燃油系统油封的标准和规范基础上，结合飞行器用涡轮发动机研制、生产贮存经验，通过大量的试验分析统计，设计了适用于飞行器用涡扇发动机起动燃料长期贮存的系统结构，制定了飞行器用涡扇发动机起动燃料填充及密封的工艺方法，实现了飞行器用涡扇发动机长期贮存，一次点火成功的导飞行器使用需求。
该发明已在多型发动机上应用，并且经过了起动燃料填充后的极限条件点火起动考核，试验结果表明，采用本专利的工艺方法后，实现了飞行器用涡扇发动机长期贮存，一次可靠点火的导飞行器使用需求。
图4为起动燃料填充过程中发动机燃油系统中：燃油流量信号曲线、操作台指令信号、燃油路单向阀上燃油压力信号。起动燃料填充后，工艺技术人员应对上述曲线进行确认，燃油流量信号曲线、燃油路单向阀上燃油压力Pef曲线应随地面操作台最大、最小油门位置指令而变化，且三个波峰值应均匀一致，持续时间满足地面操作台指令要求，否则认为本次起动燃料填充过程中出现了燃料油罐内缺油的情况，填充过程中大量油气混合物进入发动机燃油系统，导致燃油系统填充不完全，需更换新的脱水脱氧燃油管重新进行燃油系统的填充。
对于飞行器用涡扇发动机，按照气体摩尔定律PV＝NRT，可按照如下过程计算出燃油系统中的含气量：
(1)地面常压与高空低压下的等量关系：
P0V0＝PH(V0+ΔV)
(2)地面常压下燃滑油换热器容腔的含气量：
(3)地面常压下燃滑油换热器容腔的气体含量体积百分比：
(4)高空低压下燃滑油换热器容腔的气体含量体积百分比：
AH＝100(V0+ΔV)/Vq
其中，P0-为高度0km的环境压力；V0-为高度0km环境压力下燃滑换热器容腔内油封油中气体的体积；PH-为高度H的环境压力；ΔV-为高度H环境降压后燃滑换热器规定容腔内排出的纯油容积；A0-为高度0km的环境压力下含气比例；AH-为高度H的环境压力下含气比例；Vq-为燃滑换热器容腔的体积。计算结果见表所示。
表1不同高度使用条件下发动机燃油系统含气量评估
按照表1计算的结果，将起动燃料仅进行一次溶解氮气放泄即使用后，其内部的空腔比例即发生显著变化。为此在涡扇发动机起动燃料长期贮存工艺研究过程中，采用仅进行一次溶解氮气放泄的起动燃料进行发动机燃油系统填充，经过加速贮存后进行发动机的高空低温点火考核，在发出起动指令后，燃烧室被点火装置点着，但随后由于燃油系统内存在大量的氮气，使发动机供油中断导致高压涡轮后燃气温度tt4A、高转转速信号U2t、燃烧室压力U3t信号等参数先上升而后下掉，发动机点火起动失败。
采用相同发动机，严格按照飞行器用涡扇发动机起动燃料泄压、填充工艺进行发动机燃油系统的填充，填充过程中燃油系统主要参数曲线对比见图5a、图5b所示。由曲线可知未严格执行工艺步骤进行燃油系统填充时，燃油路单向阀燃油压力信号的峰值不均匀饱满，且状态不一致，表明填充后发动机燃油系统内存在大量的气体成分。
经过加速贮存后进行发动机的高空低温点火考核，在发出起动指令后，燃烧室被点火装置点着后，发动机供油连续，高压涡轮后燃气温度tt4A、高转转速信号U2t、燃烧室压力U3t信号等参数稳定上升，发动机点火起动，数据对比曲线见图6a、图6b所示，可知严格按照本专利工艺规定的步骤进行发动机燃油系统填充可以极大地提高飞行器用涡扇发动机的点火起动可靠性。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种飞行器用涡扇发动机起动燃油长期贮存方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、脱水脱氧起动燃料填充前准备工作
(1)提前将起动燃料罐内的压力放泄至0.02MPa以下，并保证在起动燃料罐不放气的情况下，罐内氮气压力能够持续12h以上不高于0.02MPa，将氮气瓶与起动燃料罐连接，连接前先开启氮气瓶并以0.02～0.03MPa压力供气排除连接管内空气，在供氮气的情况下将氮气瓶与起动燃料罐相连；
(2)拆除发动机燃油进油路电爆阀组件上的跨接管和接管嘴；在与燃油进油管接头异侧的跨接管接口处安装发动机燃油系统注油自封阀，安装前先安装自封阀两侧的O形橡胶密封圈，O形橡胶密封圈涂滑油进行润滑；在与燃油进油管接头同侧的跨接管接口处安装堵头，安装前先安装堵头O形橡胶密封圈，O形橡胶密封圈涂滑油进行润滑，燃油进油管接头异侧为燃油进油路电爆阀后端，燃油进油管接头同侧为燃油进油路电爆阀前端；发动机燃油进油路电爆阀组件设置在飞行器上燃油管路与发动机燃油泵之间；
(3)通过起动燃料增压设备供油管路工装上的顶针将发动机燃油系统注油自封阀与起动燃料增压设备的出油口相连接；经过脱水脱氧的燃油存放在密封的起动燃料罐内，其中一端连接氮气瓶，一端连接起动燃料增压设备；
(4)完成管路连接并检查无误后，调节氮气瓶压力，使起动燃料罐的压力保持0.01～0.02MPa；
(5)调整起动燃料增压设备，使设备出油口的起动燃油压力达到0.3MPa～0.5MPa，从发动机燃油系统排气工装处进行燃油排气，至起动燃油无连续气泡为止；
(6)使用螺丝刀确认温度补偿器截止针是否处于拧到底的状态，若截止针没有处于拧到底的位置，则使用螺丝刀顺时针拧到底，然后再逆时针将截止针松动2±1/4圈，用锁紧丝将温度补偿器截止针锁紧；
(7)在起动燃料增压设备工作条件下，即保证发动机进口起动燃料的压力为0.3MPa～0.5MPa时，检查温度补偿器截止针处的密封性，应无渗漏；
步骤2、脱水脱氧起动燃料填充
(1)完成填充前准备工作后，将发动机连接试验台工艺气，采用工艺气吹转发动机高压转子到10％～15％Nhmax，Nhmax为发动机高压转子最大转速；
(2)地面操作台断开点火系统开关，预设发动机燃油系统燃油流量到最小位置，地面操纵台发出起动指令后10s后，将燃油流量调节至最大，10s后再次将燃油流量调节至最小，将燃油流量调至最大后又调至最小如此再重复两次，总时间60s，然后在最小燃油流量下稳定30s后停车；燃油填充总试验时间90s；
(3)燃料填充过程中检查燃料填充设备及各管路应无渗漏，起动燃料增压设备出口燃油压力保持稳定；
(4)完成燃料填充后，发动机燃油系统中的供油调节器油针位置应符合20％～40％；发动机外观检查应正常；
(5)对燃料填充过程中的发动机燃油流量信号曲线、燃油路单向阀上燃油压力Pef曲线进行确定，燃油流量信号曲线、燃油路单向阀上燃油压力Pef曲线应随地面操作台最大、最小油门位置指令变化，且三个波峰值应均匀一致，时间满足地面操作台指令要求，燃油路单向阀上燃油压力Pef数值和变化趋势不能与高压压气机后气流总压Pt3一致，否则认为是起动燃料罐内缺油，填充过程中大量油气混合物进入发动机燃油系统，导致燃油系统填充不完全，换新的脱水脱氧燃油管重新进行燃油系统的填充；
步骤3、起动燃料填充后恢复及密封
(1)保证起动燃料增压设备工作，在泵出口油压0.3～0.4MPa的情况下，打开供油调节器前排气接口处安装的排气工装上阀门进行燃油排气，监视排出的燃油应连续无气泡；
(2)断开起动燃料增压设备供电开关，打开供油调节器前排气接口处安装的排气工装上阀门以实现燃油卸压，随后拆除排气工装；
(3)断开起动燃料增压设备与发动机燃油入口自封阀的连接，更换自封阀堵盖端的O形橡胶密封圈，更换O形橡胶密封圈时需先涂滑油，安装并拧紧自封阀堵盖；
(4)更换供油调节器前排气接口堵头上O形橡胶密封圈；更换O形橡胶密封圈时需先涂滑油，安装并拧紧堵头；
(5)拆除主燃油路电爆阀组件上的跨接管和管接嘴；电爆阀两侧安装堵头并拧紧，安装前要求先安装堵头上的O形橡胶密封圈，安装O形橡胶密封圈时涂滑油；主燃油路电爆阀组件包括发动机燃油进油路电爆阀组件，以及设置在燃滑油换热器与发动机燃烧室之间设置的燃油出油电爆阀；
(6)拆除换热器后燃油管路三通的压力传感器，拆除过程中应确认有燃油流出，否则认为是起动燃料罐内缺油，填充过程中大量油气混合物进入发动机燃油系统，导致燃油系统填充不完全，换新的脱水脱氧燃油管重新进行燃油系统的填充，若有燃油流出则再次拧紧堵头，恢复发动机燃油管路状态；
(7)检查确认起动燃料增压设备出油口有燃油流出，否则认为是起动燃料罐内缺油填充不完全，填充过程中大量油气混合物进入发动机燃油系统，导致燃油系统填充不完全，换新的脱水脱氧燃油管重新进行燃油系统的填充；
(8)恢复设备，将氮气瓶内压力调整至0.02Mpa以下存储，并记录起动燃料罐使用情况。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述发动机燃油系统的非金属密封材料采用FM-31氟醚橡胶。
3.如权利要求1或2所述的方法，其特征在于，发动机燃油系统的金属材料为1Cr18Ni9T的不锈钢材料。
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